臺灣博碩士論文加值系統

本文主要以水洞流場觀測探討76度-40度雙三角翼模型在靜態與動態條件下之高攻角流場特性及氣動力特性。本實驗參數為在側滑角（β＝0度，10度）、攻角（α＝0度～50度）及動態俯仰速率(Pitch Rate) (無因次俯仰頻率K分別為0.023、0.068和0.113)，且攻角為上仰（Pitch Up）或下俯（Pitch Down）過程下，量測渦漩崩散(Vortex Burst) 的位置及受力狀況。
由流場觀測的實驗結果發現，在靜態條件下，雙三角翼之攻角增加，其渦漩崩散點會往翼前緣移動，且其左右兩側產生之渦漩崩散位置基本上是對稱的。而在動態條件下，雙三角翼產生之渦漩崩散位置會有延遲現象發生，且在零側滑角之情況下，其左右兩側之渦漩崩散位置會成不對稱之崩散情況，此情況可能造成飛機不穩定之滾轉（Wing Rock）。若側滑角愈大，則迎風面（Windward）的渦漩愈早發生潰散。另外在相同姿態情況下，雙三角翼攻角上仰過程中，渦漩崩散位置比攻角下俯過程中較為延遲，且隨著俯仰速率的增大其所造成渦漩崩散位置的延遲發生更為明顯。
在測力實驗方面，利用五分量平衡儀（N1，N2，S1，S2，RM）量測 76度-40度雙三角翼模型在靜態與動態條件下的氣動力特性，包括CN、Cl和Cm。實驗結果發現，雙三角翼模型之最大正向力係數和失速攻角，隨上仰速率的提高而增加。另外在下俯過程中，其正向力係數和失速攻角則隨俯仰速率的減少而減少。且不同的俯仰速率對其它不同的氣動力係數亦會產生不同的改變，影響飛機的操控性。

This study is to investigate the high pitch flow field and aerodynamic characteristics of 76°- 40° double delta wing model in static and dynamic situation by employing water tunnel. The experiment is to measure vortex burst position and relevant forces with sideslip angle (β=0°, 10°), angle of attack (α=0°~ 50°) and pitch rate (K=0.023, 0.068, 0.113), while pitching up or pitching down.
From the experimental results, we observe while pitch-up angle increases, vortex burst position will move closer to the front of wing. This position is basically symmetric in both sides. Under dynamic conditions, double delta wing will delay the vortex burst positions and become asymmetric for zero side slip angle. This will cause unstable wing rock for aircraft. If increase sideslip angle, the wing ward vortex burst will collapse in advance. Also in like conditions, vortex burst will delay even more for pitch-up than pitch-down process. For force measurement applying five component internal strain gauge balance, the delay will be more obvious for increased pitch rate.
Experiment results show that while increasing pitch-up rate, the maximum normal force coefficient and stall angle of attack will increase. During the process of pitch down, the reduction of pitch rate will decrease normal force coefficients and stall angle. Also different pitch rates change other aerodynamic coefficients and affect the control of plane simultaneously.

誌 謝 I
摘 要 II
ABSTRACT IV
目 錄 V
表目錄 VIII
圖目錄 IX
符號說明 XIV
第一章 緒論 1
1-1 前言 1
1-2 研究動機 3
1-3 研究目的 4
1-4 研究內容 4
第二章 實驗模型與支撐機構 6
2-1 水洞 6
2-2 支撐機構 7
2-2-1 支撐機構系統 7
2-2-2 操作說明 12
2-3 模型 21
2-3-1 流場觀測模型 21
2-3-2 測力實驗模型 21
2-4 染液釋放系統 22
2-5 平衡儀 22
2-6 流速計 22
2-7 照相及攝影設備 23
第三章 實驗程序與方法 24
3-1 機構功能測試驗證 24
3-2 實驗條件 25
3-2-1 流場觀測實驗條件 25
3-2-2測力實驗條件 26
3-3 實驗方法 27
第四章 實驗結果與討論 31
4-1 76-40度雙三角翼模型之靜態與動態流場觀測 31
4-1-1 靜態流場特性 31
4-1-2 動態流場特性 33
4-1-3 靜態與動態流場特性之比較 35
4-1-4 動態條件下攻角上仰與下俯之流場差異 36
4-1-5 動態攻角俯仰速率對流場之影響 36
4-2 76-40度雙三角翼模型之靜態與動態測力實驗 37
4-2-1 靜態氣動力特性 37
4-2-2 動態氣動力特性 40
第五章 結論與建議 43
5-1 結論 43
5-2 建議 43
參考文獻 45
附錄 102

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